Artificial satellite

Japanese: 人工衛星 - じんこうえいせい（英語表記）artificial satellite

An artificial object that orbits the Earth at a speed that generates a centrifugal force that balances the Earth's gravitational force. The orbit of an artificial satellite is a circle or ellipse that includes the center of the Earth in its orbital plane. According to the equation of motion that balances the centrifugal force (inertial force) acting on an artificial satellite and the gravitational force it receives from the Earth, the speed required to become an artificial satellite is about 7.9 kilometers per second for a circular orbit around the Earth at an altitude of 500 kilometers. This is called the first cosmic velocity. The speed at which an artificial satellite orbits the Earth varies depending on the orbital altitude, and the higher the orbital altitude, the longer the period and the slower the speed. The geostationary meteorological satellite "Himawari" has an orbital speed of about 3 kilometers per second at an altitude of 36,000 kilometers.

On the other hand, satellites that leave Earth orbit to explore planets in the solar system are distinguished from satellites that orbit the Earth as "probes." To escape the Earth's gravitational field, a spacecraft needs twice the first cosmic velocity (11.2 kilometers per second), which is called the second cosmic velocity.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

History of artificial satellites

The theory of space navigation that suggests it is possible to launch artificial satellites using rockets is best represented by the research of Russia's Konstantin Tsiolkovsky. American Robert Goddard, known as the father of rocketry, conducted the world's first liquid propellant rocket experiments in 1926. Germany's von Braun completed the liquid-fueled V2 rocket in 1942. In Japan, Hideo Itokawa conducted horizontal launch experiments with a pencil rocket in 1955 (Showa 30). The history of artificial satellites began with the development of rockets as a means of transportation into space.

The Soviet Union launched the world's first artificial satellite, Sputnik 1, in 1957, and sent the dog Laika into space on Sputnik 2 in the same year. In 1961, Gagarin made the world's first manned space flight (orbiting the Earth in 89 minutes and returning to Earth 108 minutes after launch). The United States, which had fallen behind the Soviet Union, successfully launched its first artificial satellite, Explorer 1, in 1958, and in 1962, it successfully launched its first artificial satellite, Friendship 7, with astronaut Glenn (1921-2016) on an Atlas rocket. Japan launched its first artificial satellite, Osumi (approximately 24 kilograms), on a Lambda rocket in 1970. China began developing the Long March 1 rocket around 1964, and successfully launched China's first artificial satellite, Dongfanghong 1, in 1970. India launched its first domestically developed launch vehicle, the SLV3, in 1979, but it failed, before successfully launching a satellite the following year in 1980. In Europe, the European Launcher Development Organization (ELDO) was established in 1962, primarily led by the UK. Europa 1 was successfully launched in 1964, but failures continued thereafter, leading to the organization being reorganized as the ESA (European Space Agency), which developed into the Ariane series, the current flagship rocket.

Nowadays, large rockets capable of launching large satellites and probes for Earth orbit, lunar and planetary exploration, and manned space flight are being developed, including by private companies. Meanwhile, around 2000, there was a surge in the development and use of miniaturized (under 500 kg) and ultra-miniature (under 100 kg) satellites. Universities and venture companies are independently developing satellites, and new space utilization services are beginning.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

Dynamics of artificial satellites

Initially, mechanical considerations regarding the motion of artificial satellites were limited to orbital mechanics, which analyzes how the center of mass moves in space. However, as satellite functions became more advanced, it became necessary to orient the satellite body and its onboard sensors in a specific direction with high precision, and to maintain precise orbits and perform orbital transfers. For this reason, attitude mechanics, which analyzes the rotation of a satellite around its center of mass, also came to play an important role.

The orbital motion of an artificial satellite around the Earth is similar to that of a planet orbiting the Sun. German astronomer Johannes Kepler estimated and formulated the motion of Mars relative to the Sun from the observations of Danish astronomer Tycho Brahe. The formula is as follows:

First Law (Law of Elliptical Orbit) An artificial satellite moves on an ellipse (including a circle) with the Earth's center of mass as one of its foci.

Second law (Law of constant areal velocity) The area scanned by the radius connecting the center of mass of the Earth and the artificial satellite per unit time is constant.

Third Law (Law of Harmony) The square of a satellite's orbital period is proportional to the cube of the semi-major axis of its orbit.

The orbit of an artificial satellite that moves according to these laws can be expressed using Kepler's six elements as follows:

(1) Semi-major axis: Defined as half the length of the semi-major axis of an ellipse, it gives the size of the elliptical orbit.

(2) Orbital eccentricity Determines the shape of an elliptical orbit.

(3) Orbital inclination: The angle between the plane (orbital plane) on which an artificial satellite orbits and the Earth's equatorial plane.

(4) Right Ascension of the Ascending Node The point at which the orbit of an artificial satellite passes through the Earth's equatorial plane from south to north is called the ascending node, and the angle between the direction of the vernal equinox and the direction of the ascending node as viewed from the center of the Earth is called the right ascension of the ascending node. The position of the orbital plane in inertial space is determined by giving the orbital inclination and the right ascension of the ascending node.

(5) Argument of perigee The point on an artificial satellite's orbit that is closest to the Earth is called the perigee, and the point that is farthest from the Earth is called the apogee. To define the direction of the ellipse on the orbital plane, the angle between the ascending node and the perigee is used, and this is called the argument of perigee.

(6) Perigee passage time The time at which the satellite passes through perigee is given so that the position of the satellite on its orbit at any time can be calculated.

Given these six quantities, it is possible to calculate where in the orbit a satellite will be located and at what speed at any time in the future. As a first approximation, the values of these six elements always remain the same, and the satellite continues to move in the same orbit. In reality, the state of the orbit changes due to the influence of the Earth's rotation, the gravitational forces of the Moon and the Sun, and the resistance of the Earth's atmosphere. This phenomenon is called orbital perturbation.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

Satellite Attitude

Understanding the three-dimensional attitude of a satellite in an inertial coordinate system is necessary for pointing observation instruments to the target, pointing communication antennas, and maintaining the thrust direction during orbital control. Attitude sensors look at the Earth, the Sun, and stars to detect the relative position (angle) between the satellite and the sensor. Of these, the star sensor (star tracker) is essential for highly accurate attitude detection. One star sensor is mounted on each of the three axes of the satellite, and each sensor simultaneously observes multiple stars and performs an identification process to match them with stars in a star catalog. The coordinate system of the stars captured by the star sensor is converted to the coordinate system of the satellite structure. Since the direction of the stars in the inertial coordinate system can be determined from the star catalog, the attitude of the satellite in the inertial coordinate system can be estimated.

Gyros are necessary to stabilize the attitude of a satellite. High-precision gyros have traditionally been mechanical (similar to a rotating top), but because of concerns about the reliability of moving parts and the fact that minute vibrations they generate can adversely affect observation data, non-mechanical gyros such as optical fiber gyros and ring laser gyros are often used.

Attitude control, which actually changes the attitude of a satellite, has the following methods and features.

(1) Spin stabilization: This is a method in which the main attitude control is to rotate the satellite in one axis direction, and axial stability is obtained by the gyro effect (gyro stiffness). This is the simplest control method, and the weather satellite "Himawari" used this method up to the 5th satellite.

(2) Three-axis stabilization: A method of stabilizing the satellite along three orthogonal axes. The bias momentum method, also a three-axis stabilization method, incorporates a large momentum wheel in only one axis and rotates it at high speed, thereby obtaining gyro rigidity on one axis without rotating the entire satellite. With this method, separate attitude control is required for the remaining two axes, or all three axes. The zero momentum method performs attitude control by incorporating reaction wheels along three axes, or, to obtain redundancy, along four axes. Weather satellites and earth observation satellites use three-axis stabilization.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

Satellite Orbit and Launch

Strictly speaking, the orbit of an artificial satellite is expressed by Kepler's six orbital elements. On the other hand, when considering the use of orbital characteristics, it is convenient to classify them by orbital altitude (low orbit, high orbit, etc.), orbital inclination (polar orbit, inclined orbit, etc.), orbital shape (eccentricity) (circular orbit, elliptical orbit, etc.), orbital periodicity (recurrent orbit, quasi-recurrent orbit, etc.). In terms of orbital altitude, orbits around the Earth of about 500 to 1000 kilometers are used for scientific and earth observation. Orbits of 36,000 kilometers are called geostationary orbits, and since they revolve at the same speed as the Earth's rotation, they are suitable for repeatedly observing the same area, like weather satellites. In terms of orbital inclination, a sun-synchronous polar orbit that passes through both the north and south poles allows orbiting satellites to observe the same point at the same time (same solar altitude angle). Also, by lowering the inclination angle, it is possible to measure diurnal changes at different time periods. Eccentricity determines the shape of the orbit, and the Molniya orbit used for communication is an elliptical orbit. Regarding orbital periodicity, in Earth observations, which require repeated observations, the orbital period is determined based on how many days it takes for the satellite to return to Earth.

The process of launching an artificial satellite from a launch site with a three-stage rocket and placing it in a designated orbit is explained below using a geostationary meteorological satellite as an example. In a three-stage launch rocket, the first stage rocket and the auxiliary booster that increases the thrust during launch are ignited almost simultaneously. The rocket begins to rise vertically and gradually changes direction along the programmed flight path, and the first stage burns out and is separated after a few minutes. After the second stage rocket is ignited, it is accelerated further and rises to an altitude of about 200 kilometers. After that, the cover of the rocket (nose fairing) that contains the satellite is separated, and the second stage rocket is ignited and the satellite is placed in a transfer orbit (called a transfer orbit, with a perigee altitude of 200 kilometers and an apogee altitude of about 36,000 kilometers) and the satellite is separated. It takes about 25 minutes from launch to satellite separation. After that, it takes about two weeks to move to a geostationary orbit.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

Satellite configuration

Artificial satellites consist of mission equipment and bus equipment. Mission equipment refers to sensors in scientific observation and earth observation, and communication repeaters in communication and broadcasting satellites. Sensors include those that detect ultraviolet, visible light, and infrared rays, those that receive microwave radiation with antennas, those that emit microwave pulses and obtain information from the reflected waves, and proportional counters that detect X-rays and gamma rays. Communication repeaters include transponders that receive radio waves emitted from the ground, amplify the signals to a high power through frequency conversion, and transmit them back to the ground.

In contrast, bus equipment refers to the basic equipment that is common to all satellites, regardless of the mission. Bus equipment includes the structure, power supply, thermal control, propulsion, attitude and orbit control, and telemetry and command (TT&C) systems. The functions and performance required for bus equipment vary depending on the mission. The structure is supported by panels or truss structures made of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) to withstand the severe loads, vibrations, and accelerations during launch and maintain the shape of the satellite, while minimizing the load on the onboard equipment. The power supply receives sunlight with solar cells and generates electricity through photoelectric conversion. Spacecraft that leave Earth orbit to explore planets are not always able to capture the sun, so they are equipped with small nuclear batteries (which use nuclides that undergo alpha decay, such as plutonium and polonium). The solar panel paddle is made of many solar cells (silicon or gallium arsenide) attached to a plate-shaped deployable panel, and some large ones can generate as much as 10 kilowatts of electricity. Solar cell paddles must pass rigorous environmental tests because they are exposed to cosmic radiation (heavy particles and gamma rays) and severe temperature cycles (Earth-orbiting satellites are subjected to temperature cycles of -80°C to 80°C about 5,000 times per year). The electricity generated by the solar cells is stored in batteries. Batteries for use on satellites must have a large capacity, a deep discharge depth, and be lightweight. Nickel-cadmium batteries were the first to be put into practical use, and have since evolved into nickel-metal hydride and lithium-ion batteries, with efforts being made to increase energy density and extend life.

Thermal control systems transfer heat by radiation or conduction to keep onboard equipment within an acceptable temperature range in the thermal environment in which the satellite is placed. Thermal control systems include those that use the properties of materials to regulate the flow of heat, such as multi-layer insulation, and those that actively regulate the heat balance, such as heaters, thermal louvers, and heat pipes. These systems are usually used in combination.

Propulsion systems are important devices for controlling the attitude of satellites and maneuvering their orbits. There are solid-state (explosives), liquid (hydrazine), and electric (ion engine) types. Depending on the satellite's mission, the propulsion system precisely controls the attitude of the satellite body, such as when pointing an observation sensor at a specific target. Propulsion systems are also used when changing the satellite's orbit. Satellites are constantly affected by perturbations (such as atmospheric resistance and solar radiation pressure), which causes their attitude to fluctuate, so control by a propulsion system is essential.

The attitude and orbit control system controls the orientation of the satellite in three axes, and is used to point observation equipment and communication antennas, and precisely maintain the thrust direction during orbital control. Attitude information for control is obtained from attitude determination sensors (Earth sensor, Sun sensor, star sensor, magnetic sensor, etc.). These are used to estimate the satellite's attitude, and then it is decided how to change the attitude, and the amount of control is determined by the control program, which drives the propulsion system to change the attitude.

The TT&C system is responsible for communications between the ground station and the satellite, and has a telemetry function that transmits various information about the status of the satellite's onboard equipment, a command function that controls the satellite and onboard equipment, and a tracking function that measures the distance to the satellite.

[Takashi Moriyama January 19, 2017]

"Introduction to Space Engineering - Guidance and Control of Satellites and Rockets" by Mohara Masamichi (1994, Baifukan)" ▽ "Outline of Space Engineering" by Kobayashi Shigeo, supervised by the National Space Development Agency of Japan (2001, Maruzen)" ▽ "Introduction to Satellite Design" edited by Mohara Masamichi and Toriyama Yoshio (2002, Baifukan)" ▽ "Illustrated Guide to Space Engineering" by Iwasaki Nobuo and Matokawa Yasunori, supervised by the Japan Aerospace Exploration Agency (2010, Nikkei Printing)" ▽ "100 Artificial Satellites for Viewing Space and Earth" by Nakanishi Takayuki (2010, Softbank Creative)" ▽ "Building Artificial Satellites" by Miyazaki Yasuyuki (2011, Ohmsha)"

Sputnik 1
The world's first artificial satellite was launched by the Soviet Union (now Russia) on October 4, 1957. It had a diameter of 58 cm and weighed 83.6 kg. Its surface was made of aluminum alloy and had four antennas attached. The photo is a replica ©NASA ">

Sputnik 1

Artificial satellite "Osumi"
Japan's first artificial satellite. Length 1m, mass 24kg. The black spherical part is the fourth stage solid rocket, and the conical part is where the equipment is mounted. ©JAXA ">

Artificial satellite "Osumi"

Geostationary meteorological satellite "Himawari" (conceptual image)
Japan's first geostationary meteorological satellite. It was launched on July 14, 1977 from the Kennedy Space Center in the United States. It was about 2.7m long and weighed about 315kg. It was spin-stabilized, and the satellite rotated 100 times per minute while making observations every three hours. Its operation ended in June 1989. ©JAXA ">

Geostationary meteorological satellite "Himawari" (conceptual image)

Source: Shogakukan Encyclopedia Nipponica About Encyclopedia Nipponica Information | Legend

Japanese:

地球の引力とつり合う遠心力を生ずるような速度で地球を周回する人工物体。人工衛星の軌道は、地球中心を軌道面に含む円または楕円(だえん)となる。人工衛星に作用する遠心力（慣性力）と、人工衛星が地球から受ける引力がバランスする運動方程式により、人工衛星となるのに必要な速度は、たとえば高度500キロメートルの地球周回円軌道の場合は秒速約7.9キロメートルとなる。これを第一宇宙速度という。人工衛星が地球を周回する速度は軌道高度によって変わり、軌道高度が高くなるほど周期が長くなり、速度は遅くなる。静止気象衛星「ひまわり」は3万6000キロメートルの高度で軌道速度は秒速約3キロメートルである。

　一方、地球周回軌道から離脱して太陽系惑星などを探査する人工衛星は、「探査機」として地球を周回する人工衛星と区別する。地球の引力圏を抜けるためには、第一宇宙速度の倍（秒速11.2キロメートル）が必要で、これを第二宇宙速度という。

［森山　隆　2017年1月19日］

人工衛星の歴史

ロケットを用いて人工衛星を打ち上げることが可能であるという宇宙航行の理論は、ロシアのコンスタンチン・ツィオルコフスキーの研究が代表的である。ロケットの父といわれるアメリカのロバート・ゴダードは、1926年に世界初の液体推薬ロケットの実験を行った。ドイツのフォン・ブラウンは1942年に液体燃料のV2ロケットを完成させた。日本では1955年（昭和30）に糸川英夫がペンシル・ロケットの水平発射実験を行っている。人工衛星の歴史は宇宙への輸送手段であるロケットの開発によって開かれた。

　世界初の人工衛星スプートニク1号を1957年に打ち上げたソ連は、同年スプートニク2号でライカ犬を宇宙に送った。1961年にはガガーリンが世界初の有人宇宙飛行（地球を89分で周回し、打上げ後108分で地球に帰還）を成功させた。ソ連におくれをとったアメリカは、1958年に初の人工衛星エクスプローラ1号を成功させ、1962年にはアトラスロケットでグレンJohn H. Glenn（1921―2016）宇宙飛行士を乗せた初の人工衛星フレンドシップ7号を成功させた。日本は1970年（昭和45）にラムダロケットで初の人工衛星「おおすみ」（約24キログラム）を打ち上げた。中国は1964年ころから「長征1号」ロケットの開発を進め、1970年には中国初の人工衛星「東方紅1号」の打上げに成功した。インドは1979年に初の国産打上げロケット「SLV3」を打ち上げたが失敗、翌1980年に衛星の打上げに成功している。ヨーロッパにおいては、イギリスが中心となってヨーロッパロケット開発機構（ELDO：European Launcher Development Organization）を1962年に設立。「ヨーロッパ1号」は1964年に打上げが成功したが、その後は失敗が続き、ESA（ヨーロッパ宇宙機関）に改組して現在の主力ロケットであるアリアンシリーズへとつながった。

　今日では、地球周回や月・惑星探査、有人宇宙飛行など大型の人工衛星や探査機の打上げが可能な大型ロケットが民間企業も含めて開発されている。一方で人工衛星は、2000年ころを境に小型化（500キログラム以下）、超小型化（100キログラム以下）の開発利用が活発化した。大学やベンチャー企業による人工衛星の独自開発、新たな宇宙利用サービスが始まっている。

［森山　隆　2017年1月19日］

人工衛星の力学

人工衛星の運動についての力学的考察は、当初はその質量中心が宇宙空間の中でどのような運動をするかを解析する軌道力学を取り扱うのみでよかった。ところが衛星機能の高度化に伴い、衛星本体や搭載センサーを高精度で所定の方向に向け、精密な軌道の保持や軌道変換などを行う必要がでてきた。そのため、衛星の質量中心の周りの回転を解析する姿勢力学も重要な位置を占めるようになった。

　地球を周回する人工衛星の公転運動は、太陽を周回する惑星と類似のものである。ドイツの天文学者ヨハネス・ケプラーは、デンマークの天文学者ティコ・ブラーエの観測記録から太陽に対する火星の運動を推定し、定式化した。それに準じると以下のようになる。

第一法則（楕円軌道の法則）　人工衛星は地球の質量中心を一つの焦点とする楕円(だえん)（円を含む）上を運行する。

第二法則（面積速度一定の法則）　地球の質量中心と人工衛星とを結ぶ動径が単位時間に走査する面積は一定である。

第三法則（調和の法則）　衛星の公転周期の2乗は、軌道長半径の3乗に比例する。

　このような法則に基づいて運動する人工衛星の軌道は、ケプラーの六要素で次のように表される。

(1)軌道長半径　楕円の長軸の半分の長さとして定義され、楕円軌道の大きさを与える。

(2)軌道離心率　楕円軌道の形を定める。

(3)軌道傾斜角　人工衛星の軌道が乗っている平面（軌道面）が地球の赤道面となす角度。

(4)昇交点赤経　人工衛星の軌道が地球の赤道面を南側から北側に貫く点を昇交点とよび、地球の中心からみて春分点方向と昇交点方向の間の角を昇交点赤経という。軌道傾斜角と昇交点赤経を与えることによって、慣性空間における軌道面の位置が定まる。

(5)近地点引数(ひきすう)　人工衛星の軌道上で地球にもっとも近づく点を近地点、もっとも遠ざかる点を遠地点という。軌道面上における楕円の向きを定義するために、昇交点方向と近地点方向とのなす角を用い、これを近地点引数という。

(6)近地点通過時刻　任意の時刻における人工衛星の軌道上における位置を計算可能とするために、人工衛星が近地点を通過する時刻を与える。

　これら六つの量が与えられると、将来にわたる任意の時刻において、人工衛星が軌道上のどこに位置して、どのような速度をもって運動しているかを計算することが可能である。これらの六要素の値は、第一近似としてはつねに同じ値を保ち、人工衛星は同一の軌道上を運行し続ける。実際には地球の自転による扁平(へんぺい)、月や太陽の及ぼす引力、地球大気による抵抗力などの影響を受けて軌道の状態は変化する。この現象を軌道の摂動という。

［森山　隆　2017年1月19日］

人工衛星の姿勢

慣性座標系における3次元での衛星の姿勢を把握することは、観測機器の観測対象への指向、通信アンテナの指向、軌道制御時の推進方向の保持などのために必要である。姿勢を検出するセンサーは地球、太陽、恒星などをみて人工衛星との相対的な位置関係（角度）を検出する。このうち恒星センサー（スタートラッカー）は、高精度の姿勢検出には不可欠なセンサーである。恒星センサーは衛星の3軸方向に1台ずつ搭載し、それぞれが同時に複数個の星を観測し、スターカタログのなかの星と対応づける同定処理を行う。スターセンサーで撮像された星の座標系は、衛星構体の座標系に変換される。スターカタログで慣性座標系における星の方位がわかるので、慣性座標系における衛星の姿勢を推定することができる。

　人工衛星の姿勢を安定させるには，ジャイロが必要である。高精度なジャイロには機械式のもの（回転するコマのようなもの）が使われてきたが、可動部の信頼性やその発生する微小振動が観測データに悪影響を及ぼしたりすることがあるため、光ファイバー・ジャイロやリング・レーザー・ジャイロなどの非機械式ジャイロが多く使われる。

　実際に人工衛星の姿勢を変える姿勢制御には次のような方式と特徴がある。

(1)スピン安定方式　おもな姿勢制御を1軸方向で衛星を回転させることで、ジャイロ効果（ジャイロ剛性）により軸安定を得る方式である。制御方式ではもっとも単純であり、気象衛星「ひまわり」は5号機までこの方式であった。

(2)3軸安定方式直交する三つの軸に対して安定させる方式である。3軸安定方式でもバイアス・モーメンタム方式は、1軸方向のみ大きなモーメンタム・ホイールを内蔵して高速回転させることで、衛星全体を回転させることなく1軸でのジャイロ剛性を得る。この方式では残る2軸、または3軸すべては別の姿勢制御が必要になる。ゼロ・モーメンタム方式は3軸、または冗長性を得るために4軸方向のリアクション・ホイールを内蔵することで、姿勢制御を行う。気象衛星や地球観測衛星は3軸安定方式をとっている。

［森山　隆　2017年1月19日］

人工衛星の軌道と打上げ

人工衛星の軌道は厳密にはケプラーの軌道六要素で表される。一方、軌道の特徴から利用面を考察するには、軌道高度による分類（低軌道、高軌道など）、軌道傾斜角による分類（極軌道、傾斜軌道など）、形状（離心率）による分類（円軌道、楕円軌道など）、周期性による分類（回帰軌道、準回帰軌道など）で考えるのが便利である。軌道高度では、500キロメートルから1000キロメートル程度の地球周回軌道は科学観測や地球観測に使われる。3万6000キロメートルの軌道は静止軌道といわれ、地球自転と同じ速度で周回することから、気象衛星のようにつねに同じ範囲を繰り返し観測するのに適している。軌道傾斜角では、南北両極を通る太陽同期極軌道は、周回する衛星が同一地点を同一時刻（同じ太陽高度角）で観測できる。また、傾斜角を低くすることで、異なる時間帯での日周変化の計測ができる。離心率は軌道の形を決めるもので、通信などに使われるモルニア軌道は楕円軌道である。軌道の周期性については、繰り返し観測が必要な地球観測では、何日で回帰させるかに応じて軌道周期を決定する。

　人工衛星を打上げ射場から3段式ロケットで打ち上げ、所定の軌道に投入するまでの過程を、静止気象衛星を例にとって以下に解説する。3段式の打上げロケットは、まず第1段ロケットと、打上げ時の推力を増強する補助ブースターにほぼ同時に点火される。ロケットは垂直に上昇をはじめ、プログラムされた飛行経路に沿って飛行方向を徐々に変え、第1段は数分後に燃え尽きて分離される。第2段ロケットに点火後さらに加速され、高度200キロメートル程度まで上昇する。その後、衛星を格納しているロケットのカバー（ノーズフェアリング）を分離し、第2段ロケットに点火して遷移軌道（トランスファー軌道といわれ、近地点高度200キロメートル、遠地点高度約3万6000キロメートル）に投入され、衛星が分離される。打上げから衛星分離までに要する時間は、約25分である。その後、2週間ほどかけて静止軌道に移行する。

［森山　隆　2017年1月19日］

人工衛星の構成

人工衛星はミッション機器とバス機器から構成される。ミッション機器は科学観測や地球観測ではセンサー類を、通信衛星や放送衛星では通信中継器をさす。センサー類では紫外線、可視光、赤外線などを検知するもの、マイクロ波放射をアンテナで受信するもの、マイクロ波パルスを照射して反射波から情報を得るもの、X線やγ(ガンマ)線を検知する比例計数管などがある。通信中継器では、地上から発射された電波を受信し、周波数変換により大電力増幅してふたたび地上に送信するためのトランスポンダーなどがある。

　これに対してバス機器は、ミッションにかかわらずかならず人工衛星に必要な共通的な基本機器をさす。バス機器には構体系、電源系、熱制御系、推進系、姿勢・軌道制御系、テレメトリ・コマンド（TT&C）系などがある。バス機器はミッションによって必要とされる機能・性能が異なる。構体系はロケット打上げ時の厳しい荷重、振動、加速度に耐えて衛星形状を保持し、搭載機器への負荷を抑えるために、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）のパネル支持型やトラス構造型が使われる。電源系は太陽光を太陽電池セルで受光して、光電変換により発電する。地球周回軌道を離脱して惑星探査を行う宇宙機は、つねに太陽が捕捉できないため、小型の原子力電池（プルトニウムやポロニウムなどのα(アルファ)崩壊を起こす核種が使われる）を搭載する。太陽電池パドルは多数の太陽電池セル（シリコンやガリウムヒ素）を板状の展開パネルに貼り付けたもので、大型では10キロワットもの発電能力を有するものもある。太陽電池パドルは宇宙放射線（重粒子やγ線）や厳しい温度サイクルにさらされるため（地球周回衛星ではマイナス80℃～80℃の温度サイクルに年間5000回程度）、厳しい環境試験に合格しなければならない。太陽電池で発電された電気はバッテリーに蓄電される。衛星搭載用のバッテリーは大容量で放電深度が大きく、かつ軽量であることが必要である。最初に実用化されたのはニッケルカドミウム電池で、その後ニッケル水素、リチウムイオンと進化して高エネルギー密度化、長寿命化が進められてきた。

　人工衛星がおかれる熱環境に対して、輻射(ふくしゃ)または伝導で熱を移動させて搭載機器を許容温度内に維持するのが熱制御系である。熱制御系には多層断熱材のように材料の特性で熱の出入りを調節するものと、ヒーター、サーマルルーバー、ヒートパイプのように能動的に作動して熱収支を調節するものがある。これらは通常、組み合わせて使われることが多い。

　推進系は人工衛星の姿勢制御や軌道変換などで重要な機器である。個体式（火薬）、液体式（ヒドラジン）、電気式（イオンエンジン）などがある。人工衛星のミッションによって、特定のターゲットに観測センサーを向ける際など、衛星本体の姿勢を推進系により精密に制御する。また、人工衛星の軌道を変更する際にも推進系を使用する。人工衛星は摂動（大気抵抗や太陽輻射圧など）の影響をつねに受けて姿勢が変動するため、推進系による制御が不可欠である。

　姿勢・軌道制御系は衛星3軸方向の向きを制御するもので、観測機器や通信用アンテナの指向、軌道制御時の推進方向の精密保持などに使われる。制御のための姿勢情報は、姿勢決定センサー（地球センサー、太陽センサー、恒星センサー、磁気センサーなど）を用いる。これらによって衛星の姿勢を推定し、次にどのように姿勢を変えるかを決定して、制御プログラムによって制御量を決定し、推進系を駆動させて姿勢を変える。

　TT&C系は地上局と衛星との間の通信をつかさどるもので、衛星搭載機器の状態に関する各種情報を伝送するテレメトリー機能、衛星や搭載機器を制御するコマンド機能、衛星までの距離を測定するトラッキング機能がある。

［森山　隆　2017年1月19日］

『茂原正道著『宇宙工学入門――衛星とロケットの誘導・制御』（1994・培風館）』▽『宇宙開発事業団監修、小林繁夫著『宇宙工学概論』（2001・丸善）』▽『茂原正道・鳥山芳夫編『衛星設計入門』（2002・培風館）』▽『宇宙航空研究開発機構監修、岩崎信夫・的川泰宣著『図説　宇宙工学』（2010・日経印刷）』▽『中西貴之著『宇宙と地球を視る人工衛星100』（2010・ソフトバンククリエイテイブ）』▽『宮崎康行著『人工衛星をつくる』（2011・オーム社）』

スプートニク1号

人工衛星「おおすみ」

静止気象衛星「ひまわり」（イメージ図）
日本初の静止気象衛星。1977（昭和52）年7月14日、アメリカのケネディ宇宙センターより打ち上げられた。全長約2.7m、重量約315kg。スピン安定方式で、衛星本体が毎分100回転しながら3時間ごとに観測を行った。1989年（平成1）6月に運用終了©JAXA">

静止気象衛星「ひまわり」（イメージ図）

出典　小学館　日本大百科全書(ニッポニカ)日本大百科全書(ニッポニカ)について　情報 | 凡例

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